Способ контроля исправности интегрированных блоков датчиков

Изобретение относится к авиационному приборостроению, к системам контроля систем угловой ориентации и может быть использовано для комплексного контроля систем угловой ориентации самолетов, вертолетов, космических летательных аппаратов. Изобретение может быть использовано также для повышения надежности определения углов курса, тангажа, крена и угловых скоростей объекта в платформенных и бесплатформенных инерциальных навигационных системах (БИНС). В современных БИНС и в комплексных системах управления (КСУ) часто используют 3-х, 4-х кратно резервированные интегрированные блоки датчиков (ИБД), с жестко размещенными внутри в ортогональных осях тремя датчиками угловых скоростей (ДУС) и тремя датчиками линейных ускорений (ДЛУ). Внутри ИБД также могут быть размещены датчики температуры и датчики давлений. Для функционирования КСУ или БИНС исправность блока ИБД имеет определяющее значение. Поэтому, контроль исправности датчиков и реконфигурация схемы соединений резервных датчиков является актуальной задачей. Для контроля исправности датчиков и достоверности измерений используют наличие избыточности в измерениях.

Известен способ контроля измерительных систем на основе теории статистических решений с применением пороговой оценки результатов измерений выходных сигналов системы и параметров полета [Беляевский Л.С., Новиков B.C., Олянюк П.В. Обработка и отображение радионавигационной информации. М.: Радио и связь, 1990, с. 114-119; Алтухов В.Ю., Стадник В.В. Гироскопические приборы, автоматические бортовые системы управления самолетов и их техническая эксплуатация. М: Машиностроение, 1991, с. 35, 42, 91 и др.]. Способ состоит в n-кратном измерении каждого контролируемого параметра и вычислении отношений правдоподобия с учетом среднего риска принятия решения об исправности системы. Для достоверного контроля необходимо иметь точное описание законов распределения всех контролируемых полетных параметров системы, что практически невозможно. Усложнение способа при построении оптимального решающего правила для аддитивной связи контролируемых сигналов и погрешностей измерения приводит к проверке сложных гипотез контроля. Такой контроль при широких диапазонах изменения проверяемых сигналов курса, крена, тангажа, угловых и линейных скоростей подвижного объекта крайне затруднен.

Известен способ отбора достоверной информации и идентификации отказов акселерометров и датчиков угловой скорости при пяти измерителях в каждом тракте в бесплатформенной инерциальной навигационной системе летательного аппарата, взятый нами за прототип. Патент №RU 2568191 МПК G01C 21/20, Опубликован 10.11.2015, бюл. №31. В способе отбора достоверной информации и идентификации отказов измерителей, при пяти измерителях в каждом тракте в бесплатформенной инерциальной навигационной системе (БИНС), основанном на показаниях, полученных в результате циклического синхронного опроса измерителей, оси чувствительности любых трех из которых не компланарны, и вычислении в каждом цикле векторов кажущегося ускорения и угловой скорости с использованием значений направляющих косинусов осей чувствительности измерителей, согласно изобретению, указанные векторы вычисляют при всех возможных комбинациях троек измерителей. Полученные векторы в каждом из трактов распределяют по группам, которые включают четыре вектора, вычисленные по показаниям четырех измерителей. По векторам групп рассчитывают средние векторы и показатели разброса относительно среднего вектора, находят группу с минимальным показателем разброса в текущем цикле и средний вектор этой группы принимают за достоверный вектор текущего цикла. Отказы измерителей тракта идентифицируют, исходя из исправности измерителей, по показаниям которых вычислен достоверный вектор, и результата сравнения с допуском модуля разности фактического показания измерителя, которое не использовано в расчете достоверного вектора и его расчетного показания. При этом расчетное показание определяют как проекцию достоверного вектора на ось чувствительности проверяемого измерителя.

Кроме того, что пяти кратное резервирование практически очень редко используется, можно отметить следующие недостатки. Определяется из пяти резервов в каждом канале только один отказ. Значительные вычислительные затраты требуют больших вычислительных мощностей. Использование матрицы направляющих косинусов, определяющей положение оси ЧЭ к измеряемому вектору, может привести к ошибкам из-за неопределенности способа ее вычисления.

Целью предлагаемого изобретения является разработка способа определения отказавших датчиков 3-х, 4-х кратно резервированных интегрированных блоков датчиков (ИБД) на земле и в полете, вплоть, до одного не отказавшего датчика в каждом канале информации, обеспечив при этом достоверной информацией потребителей об угловых скоростях и линейных ускорениях.

Для достижения поставленной цели по способу контроля исправности интегрированных блоков датчиков осуществляют контроль датчиков путем сравнения с назначенными пороговыми величинами, дополнительно, на неподвижном основании после включения БИНС осуществляют ускоренную проверку исправности навигационных датчиков в статическом положении, для чего, усредняют показания всех датчиков ИБД за (к) шагов, сравнивают модуль измеряемых перегрузок трех ортогональных ДЛУ каждого ИБД с единицей, с учетом погрешностей трех датчиков, сравнивают показания каждого датчика со значениями нижних порогов шума и суммарной погрешностью датчика по техническим характеристикам, если приведенные выше условия выполняются одновременно, то датчики исправны и подают сигнал «Запуск разрешен», после запуска включается непрерывный контроль, который осуществляют используя резервные датчики, назначают пороги исходя из того положения, что у исправных датчиков погрешность двух датчиков не должна превышать Р^в и нижняя граница погрешностей не меньше Р_н, определяют разности показаний датчиков, размещенных на параллельных осях чувствительности, и проверяют признаки выполнения или невыполнения условий, в качестве которых используют разностные уравнения условий для четырехкратно резервированных блоков датчиков ИБД a_x1…а_х4 (приведены для канала по оси ОХ ДЛУ), первое уравнение условия - это разность первого и второго резервов ДЛУ, второе уравнение условия - разность первого и третьего резервов ДЛУ, третье уравнение условия -разность первого и четвертого резервов ДЛУ, четвертое уравнение условия - разность второго и третьего резервов ДЛУ, пятое уравнение условия - разность второго и четвертого резервов ДЛУ, шестое уравнение условия - разность третьего и четвертого резервов ДЛУ, если условия для всех шести уравнений выполняются то все датчики исправны и выходной сигнал определяется как среднее арифметическое выходных сигналов четырех датчиков, если условия не выполняются для первого, второго и третьего уравнений одновременно -отказ ДЛУ первого резерва, если условия не выполняются для первого, четвертого и пятого уравнений - отказ ДЛУ второго резерва, если условия не выполняются для второго, четвертого и шестого уравнений - отказ ДЛУ третьего резерва, если условия не выполняются для третьего, пятого и шестого уравнений - отказ ДЛУ четвертого резерва, выходные сигналы во всех случаях определяются как среднее арифметическое трех оставшихся резервов, если не выполняются условия для первого, второго, третьего, четвертого и пятого уравнений - отказали ДЛУ первого и второго резервов одновременно, если не выполняются условия для первого, второго, четвертого, пятого и шестого уравнений - отказали ДЛУ третьего и второго резервов одновременно, если не выполняются условия для второго, третьего, четвертого, пятого и шестого уравнений -отказали ДЛУ третьего и четвертого резервов одновременно, если не выполняются условия на первого, второго, третьего, пятого и шестого уравнений - отказали ДЛУ первого и четвертого резервов одновременно, во всех случаях выходной сигнал определяется как среднее оставшихся исправных датчиков, если не выполняются условия для первого, второго, третьего, четвертого, пятого и шестого уравнений - отказали ДЛУ трех резервов одновременно и отказавшие датчики определяют путем сравнения с одноименными функциональными датчиками основной навигационной системы, аналогичные сравнения и определение отказавшего датчика осуществляют по остальным каналам а_у, a_z ДЛУ и по трем каналам ДУС ω_х, ω_у и ω_z, при использовании для определения исправности ДЛУ и ДУС ИБД с трехкратным резервированием из уравнений условий и в сравнениях исключают показания четвертого резерва.

Суть способа контроля исправности интегрированных блоков датчиков излагается ниже.

В процессе начальной выставки БИНС и после включения КСУ осуществляется определение углового положения осей чувствительности датчиков, связанных со строительными осями летательного аппарата (ЛА), относительно горизонта. При этом усредняют показания датчиков для уменьшения шумов за (к) шагов ; ; к - количество шагов, для частоты опроса датчиков 100 Гц k=50…70. Эти значения используют для ускоренной проверки исправности навигационных датчиков в статическом положении. Модуль ускорений, измеряемых тремя ортогональными акселерометрами равен ускорению свободного падения.

Осуществляют проверку состояния покоя объекта, на котором установлен блок датчиков:

,

где: , - уточняют по техническим характеристикам датчиков. Если изделие установлено строго вертикально, ось ОХ направлена вверх, то выполняют проверку условий

Если ЛА (ос ОХ) в горизонтальном положении, то выполняют проверку условий

Если данные условия выполняются, проверяем следующие условия:

Для исправных датчиков сигналы гироскопов и акселерометров не должны быть много меньше шума, указанного в паспортных данных, и должны выполняться следующие условия:

; |a_i|>0.01 σ_i,

где: систематические и шумовые погрешности акселерометров, Δa_max - максимальное значение систематической погрешности их трех акселерометров, систематические и шумовые составляющие погрешностей ДУС. Если приведенные выше условия выполняются одновременно, то датчики считают исправными и подают сигнал «Запуск разрешен». В полете непрерывный контроль осуществляют используя резервные датчики. Назначают пороги исходя из того положения, что у двух исправных датчиков суммарная погрешность не должна превышать Р^в и нижняя граница погрешностей не меньше Р_н. Используя избыточность определяют разности показаний акселерометров, размещенных на параллельных осях чувствительности. Так, например, признак (0) - невыполнение требуемых условий - означает отказ одного из датчиков или обоих датчиков. Признак (1) означает, что оба датчики исправны. Далее составляют разностные уравнения для четырехкратно резервированных датчиков по одной оси и присваивают номера каждому уравнению:

1. Р_н≤a_x1-a_x2≤Р^в→(0,1);

2. Р_н≤a_x1-a_x3≤Р^в→(0,1);

3. Р_н≤a_x1-a_x4≤Р^в→(0,1);

4. Р_н≤a_x2-a_x3≤Р^в→(0,1);

5. Р_н≤a_x2-a_x4≤Р^в→(0,1);

6. Р_н≤a_x3-a_x4≤Р^в→(0,1).

Далее проверяют выполнение следующих условий: например, 1.(1) - в первом уравнении условие выполнено, 4.(0) - в четвертом уравнении не выполнено условие исправности всех датчиков. В случае, когда условия всех уравнений выполняются 1.(1)+2.(1)+3.(1)+4.(1)+5.(1)+6.(1), то результирующий сигнал определяем, как среднее арифметическое сигналов от всех четырех датчиков М(а_х)=(a_x1+a_x2+а_х3+а_х4)/4. Далее определяют отказ одного датчика из выполнения следующих условий: в случае, когда условия первых трех уравнений не выполнены 1.(0)+2.(0)+3.(0), то отказал ДЛУ (a_x1) первого ИБД, тогда результирующее значение линейного ускорения по связанной оси ОХ (выходной сигнал) определяют как среднее значение трех исправных ДЛУ М(а_х)=(а_х2+а_х3+а_х4)/3;

если 1.(0)+4.(0)+5.(0) то отказ - a_x2, выходной сигнал М(а_х)=(a_x1+а_х3+а_Х4)/3;

если 2.(0)+4.(0)+6.(0) то отказ - а_х3, выходной сигнал M(a_x)=(а_х2+a_x1+а_Х4)/3;

если 3.(0)+5.(0)+6.(0) то отказ - а_х4, выходной сигнал М(а_х)=(а_х2+а_х3+a_x1)/3.

Отказ сразу двух датчиков определяют по выполнению следующих условий:

если 1.(0)+2.(0)+3.(0)+4.(0)+5.(0) то отказ - a_x1 и а_х2, выходной сигнал М(а_х)=(а_х3+а_х4)/2;

если 1.(0)+2.(0)+4.(0)+5.(0)+6.(0) то отказ - а_х2 и а_х3, выходной сигнал М(а_х)=(a_x1+а_х4)/2;

если 2.(0)+3.(0)+4.(0)+5.(0)+6.(0) то отказ - а_х3 и а_х4, выходной сигнал М(а_х)=(a_x1+а_х2)/2;

если 1.(0)+2.(0)+3.(0)+5.(0)+6.(0) то отказ - a_x1 и а_х4, выходной сигнал М(а_х)=(а_х3+а_х2)/2;

если 1.(0)+2.(0)+3.(0)+4.(0)+5.(0)+6.(0) то одновременный отказ трех датчиков в одном канале, по показаниям четырех датчиков исправный датчик не определяется, отказавший датчик определяют путем сравнения с датчиками другой основной или резервной навигационной системы. Аналогичные сравнения и определение отказавшего датчика осуществляют по остальным каналам а_у, a_z ДЛУ и по трем каналам ДУС ω_х, ω_у и ω_z.

Методика вычисления отказавшего датчика при трехкратном резервировании вытекает из выше приведенных соотношений, если обнулить сигналы датчиков четвертого резервного ИБД. Определяют разности показаний акселерометров коллинеарных осей резервных датчиков и определяют признаки (0) - невыполнение условий - в случае отказа одного из датчиков или обоих датчиков или (1) - условие выполняется, - когда оба датчика работоспособны;

1. 0.002≤а_х1-а_х2≤0.1→(0,1);

2. 0.002≤а_х1-а_х3≤0.1→(0,1);

3. 0.002≤а_х2-а_х3≤0.1→(0,1);

условие исправности всех датчиков, если 1.(1)+2.(1)+3.(1), то М(а_х)=(a_x1+а_х2+а_х3)/3. Определяют отказ датчика, если 1.(1)+2.(0)+3.(0), то отказ - а_х3 М(а_х)=(a_x1+а_х2)/2, если 1.(0)+2.(0)+3.(1), то отказ - а_х1 М(а_х)=(а_х2+а_х3)/2, если 1.(0)+2.(1)+3.(0), то отказ - а_х2 М(а_х)=(a_x1+а_х3)/2, если 1.(0)+2.(0)+3.(0), то отказ определяют путем сравнения с датчиками другой основной или резервной навигационной системы, аналогичные вычисления осуществляют по каналам ускорения а_у, a_z ДЛУ и по всем трем каналам ω_х, ω_у и ω_z ДУС.

Техническим результатом, достигаемым при осуществлении заявленного изобретения, является повышение достоверности обнаружения отказа, точности контроля параметров средствами минимального веса, габаритов, энергопотребления, снижение сложности и стоимости при одновременном повышении эффективности выполнения полетных задач объектом. При этом обеспечивается контроль датчиков, как в полетном, так и предполетном состоянии комплекса. Контроль осуществляется по алгоритмам встроенного или внешнего вычислителя, содержащим простейшие арифметические операции, достаточно просто реализуемые на борту подвижного маневренного объекта. Контроль имеет непосредственный, а не косвенный характер, так как ведется по выходной информации датчиков и обеспечивает защиту потребителей от возможных отказов и сбоев.